ناپایداری های آیرودینامیکی شامل سرج و واماندگی گردان مهمترین عامل محدوده کننده عملکرد کمپرسورها می باشد. در کمپرسورهای گذر صوتی، انسداد جریان نوک پره در اثر درهم کنش گردابه نوک پره و موج فشاری شوک منشاء اصلی بروز ناپایداری شناخته می شود. هدف از رساله حاضر، مطالعه عددی ناپایداری های کمپرسور و بررسی تاثیر روش های کنترل فعال بر به تعویق انداختن آنها می باشد. مدل به کار رفته یک کمپرسور محوری گذر صوتی است که با نام روتور ناسا 67 شناخته می گردد. مطالعات در دو بخش نخست مطالعات عملکرد کمپرسور در حالت ناپایدار مورد بررسی قرار می گیرد. به منظور حذف نمودن فرضیات اضافی تمامی پره ها در محاسبات عددی در نظر گرفته شده است. همچنین جهت ایجاد یک اغتشاش منجر به واماندگی یکی از پره های کمپرسور به صورت پره زیر فرض شده است.به منظور ارزیابی دقت محاسبات منحنی عملکرد کمپرسور نیز متغیر های اصلی جریان در موقعیتهای مکانی مشخص محاسبه و با نتایج آزمایشگاهی موجود مقایسه گردید. نتایج حل عددی ناپایداری نشان داد که در حین وقوع واماندگی موج فشاری شوک به سمت بالادست جریان حرکت می نماید. نتایج همچنین مشخص نمود که واماندگی با ایجاد یک سلول وامانده بر روی سطح مکشس پره ای که در بالادست پره زبر ( در خلاف جهت دوران پره ها ) واقع شده شروع می گردد سپس سول وامانده با سرعتی حدودا برابر با 30 درصد سرعت چرخش روتور در جهت خلاف حرکت پره ها گسترش می باد. در بخش دوم مطالعات تاثیر روش های کترل فال شامل تزریق و چرخش هوا بر افزایش پایداری بررسی می گردد. در مطالعه تزریق هوا تاثیر پارامترهای اساسی تزریق از جمله سرعت تزریق زاویه و تزریق و محل قررا گرفتن انژکتور بر عملکرد کمپرسور مورد مطالعه قرار گرفته است. نتایج نشان داد که تزریق هوا در بالادست پره موجب حرکت موج فشاری به سمت لبه انتهای پره رانده شدن گردابه نوک پره به سمت سطح مکشی ودر نتیجه کاهش انسداد جریان نوک پره می گردد. مطالعات نشان داد که با افزایش سرعت تزریق پایداری کمپرسور نیز افزایش می یابد. به گونه ای که بیشترین پایداری در شرایط خفگی انژکتور حاصل می گردد. در این تحقیق همچنین معیاری برای سنجش زاویه تزریق بهینه ارایه شده و پارامتر جدیدی به منظور مرتبط ساختن میزان پایداری به شمخصات تزریق معرفی می گردد بر طبق نتایج تاثیر محل تزریق هوا در سرعتهای کمتر تزریق بیشتر می باشد. در نهایت مطالعه چرخش هوا بر اساس یک طرح پیشنهادی برای مجرای چرخش یانگر تاثیر قابل ملاحظه این روش بر پایداری کمپرسور می باشد.

پیش بینی عملکرد موتورهای جت بوسیله تخمین پارامترهای عملکرد موتور (از قبیل مصرف ویژه سوخت، تراست و راندمان ( با در نظر گرفتن محدودیتهای طرح (ماکزیمم دمای ورودی به توربین، نسبت فشار کمپرسور، راندمان اجزا و...) و شرایط پروازی ( ارتفاع پرواز وعدد ماخ ) صورت می گیرد. اطلاعات مربوط به عملکرد موتور در نقطه طراحی برای بررسی عملکرد موتور در محدوده وسیعی از شرایط کاری خارج از نقطه طرح نیز مورد استفاده قرار می گیرد.در این پروژه با شبیه سازی تغییرات شرایط محیطی و پدیده های تخریبی از قبیل رسوبگذاری، ساییدگی، افزایش فاصله بلیدها و ورود ذرات خارجی، تاثیرات آنها را بر عملکرد موتور بررسی می کنیم. تخریب را به دو روش عملکرد روی نقاط خارج طرح و افزایش درصد تخریب در نقطه طراحی بررسی کرده ایم.پس از شناسایی عیوب احتمالی، بمنظور کاهش هزینه ها و سیکل های تعمیراتی، یک روش بهینه سازی قطعات بیان شده است، این روش که به function-failure similarity method معروف است، بر اساس استفاده از عیوب رخ داده در عملکردهای پیشین یک قطعه بیان شده است. در حقیقت یک نوع شبیه سازی بین محصولات جدید و قدیم می باشد.

شبیه سازی جریان های پایدار و گذرا در یک موتیر توربوفن توسط یک مدل شبه یک بعدی در پروژه حاضر مورد بررسی قرار گرتفه است. مدل مرحله به مرحله جهت شبیه ساز ی فن کمپرسور و توربین های کم فشار و پرفشار در نظر گرفته شده با اعمال شریاط مرزی مناسب اتاق احتراق به صورت یک المان صفر بعدی شبیه سازی می شود برای حل همزمان معادلات حاکم بقا جرم بقاء مومنتوم و بقا انرژی از روش های حجم محدود و مشخصه ها استفاده می شود نرم افزار تهیه شده قابلیت مدل سازی انواع آرایشهای موتور را دارد یک موتور توربوفن دو شفتی نمونه جهت بررسی صحت محاسبات نرم افزار توسعه داده شده مورد بررسی قرار گرفت صحت محاسبات نرم افزار از طریق مقایسه نتایج به دست آمده از مدلسازی حالت پایداری با محاسبات تحلیلی صورت پذیرفت سپس تاثیر پارامترهای وورودی فشار ود ما و تغییر در پایشش سوخت بر ناپایداری ها و نیز بر عملکرد موتور جهت یافتن این تاثیرات انجام شد نتایج عددی نشان دادک ه مدل یک بعدی مرحله به مرحله پدیده های گذرا و رفتار حالت پایدار را به خوبی شبیه سازی می کند.

هدف پروژه حاضر تهیه مدل صفر بعدی از رفتار توربوماشین موتور، و پس از آن مدلسازی پدیده احتراق در محفظه، مراحل توربین، نازل و در نهایت تخمین میزان آلاینده های خروجی از موتور می باشد. پس از معرفی روش های متداول مدلسازی رفتار توربوماشین، به تشریح روش صفر بعدی پرداخته شده و رفتار اجزای توربین گاز به صورت جزء به جزء به صورت منحنی های مشخصه بیان شده است. با تعریف مفهوم سازگاری و استفاده از مشخصه های اجزاء، دستگاه های معادلات غیر خطی که بیان کننده رفتار صفر بعدی توربین گاز بوده در مورد یک موتور صنعتی و یک موتور توربوفن تشکیل و معرفی شده است. دستگاه های معادلات ذکر شده در دو شکل مسیله حالت دایم و حالت غیر دایم ارایه شده است. به دلیل غیر خطی بودن دستگاه های معادلات فوق، روش نیوتون-رفسون برای حل توصیه شده و به عنوان مثال، یک مسیله موتور صنعتی و یک موتور توربوفن معرفی و حل شده است. در ادامه به مسیله جریان واکنش دهنده عبور از محفظه احتراق، مراحل توربین و نازل پرداخته شده و با استفاده از رویکرد احتراق سینتیکی، ترکیب گازهار حاصل از احتراق در عبور از اجزای توربین گاز تخمین زده شده است. هدف نهایی تخمین میزان آلاینده های nox، co و هیدروکربن های نسوخته در خروج از نازل بوده که برای مدلسازی این مسیله، از تعریف شبکه رآکتورهای صفر بعدی استفاده شده است. اطلاعات مورد نیاز برای تعریف شبکه رآکتورهای صفر بعدی توزیع دما و فشار استاتیک و همچنین زمان اقامت گاز در اجزا می باشد که این مقادیر با استفاده از حل صفر بعدی توربوماشین و به کارگیری روش های دینامیک گازی و هندسه مسیله استخراج شده است. در پایان، مسیله احتراقی برای موتور توربوفن cf6-80a2 حل شده و نتایج حل (میزان آلاینده های خروجی از نازل داغ) با مقادیر تجربی حاصل از موتور فوق و همچنین 29 موتور مشابه دیگر مقایسه شده و مدل احتراقی مسیله از این طریق مورد اعتبار سنجی قرار گرفته و پس از ارایه نتایج، در مورد منابع خطا و همچنین روش های بهبود حل مسیله بحث و بررسی انجام شده است.

پیش بینی عملکرد کمپرسور جریان محوری به عنوان جزء مهمی از موتورهای هوایی، همیشه حایز اهمیت بوده است. استفاده از روش یک بعدی نتایج قابل استفاده و کارآمدی را ارایه می دهد. در این پژوهش روش یک بعدی تلفیق مراحل مورد بررسی دقیق تر قرار گرفته است. یک برنامه مدون کامپیوتری بر پایه این روش تدوین شده است که ساختار کلی آن در طول فصل های این پروژه شرح داده شده است. کاربری بسیار ساده این برنامه، امکان استفاده مناسب از آن را فراهم کرده است. با ورود اطلاعاتی در زمینه هندسه کمپرسور، مشخصات طراحی و جریان ورودی، خروجی های عملکردی در خارج از نقطه طراحی به دست آمده و مورد بحث قرار گرفته است. عملکرد نمونه های واقعی متعددی با این روش محاسبه شده است و مقایسه نتایج آن با نتایج آزمایشگاهی و همچنین دیگر تکنیک های پیش بینی نظیر روش دو بعدی انحنای خطوط جریان، بر مفید بودن و سریع بودن این روش صحه گذاری می کند.